<<
>>

Пример расчета катапульты для воздушного старта ракеты космического назначения

Рассматривается воздушный старт (старт с самолета) РКН массой 103 т. Катапульта должна разогнать ее до скорости, обеспечивающей безударный выход ракеты из самолета. Ракета движется на бугелях по направляющим, и после того как на направляющих останется одна пара бугелей, под действием силы тяжести начинает приобретать угловую скорость, в результате чего может произойти соударение с аппарелью самолета.

Этим определяется ограничение снизу на скорость катапультирования: иобк > 12,5 м/с.

По сравнению с минометным стартом выведение РКН из самолета при помощи катапульты имеет ряд преимуществ: отсутствует силовое (волновое) и тепловое воздействие горячих газов на самолет, ракета может иметь аэродинамические поверхности, уменьшаются габариты стартовой системы, что упрощает ее компоновку в грузовом отсеке, можно выводить ракету в правильной ориентации (головной частью навстречу потоку). Последние преимущества позволяют использовать скорость самолета для сообщения ракете начальной скорости.

Используется схема катапульты с двумя тянущими цилиндрами. Суммарная масса подвижных частей катапульты на основании предварительных расчетов принималась равной 410 кг. Так как время работы данной катапульты значительно больше, чем рассмотренной выше, рассматривается схема с двумя ГГ, работающими последовательно, что позволяет изменять газоприход в большем диапазоне, чем в схеме с одним ГГ. Учитывая большое расстояние между силовыми цилиндрами (2,5 м) и, следовательно, большую длину соединительных трубопроводов, рассматриваются схемы с двумя ГГ, питающими последовательно оба силовых цилиндра, и с двумя парами ГГ, причем каждая пара питает свой цилиндр. Для выравнивания давлений между цилиндрами в этом случае используется соединительная труба диаметром 50 мм. Исходя из прочности ракеты и опорных узлов (элементов, в которые упирается траверса катапульты) расчеты проводились для значений суммарной силы, создаваемых катапультой: Лкат = 140 т и Лкат = 160 т. Отметим, что суммарное усилие, действующее на самолет при старте, меньше этих величин на величину силы трения в бугелях РКН. В данной схеме используется пневматическое тормозное устройство. При проведении расчетов учитывалось, что в момент срабатывания катапульты самолет совершает маневр «горка». При этом угол тангажа составляет 24°, что дополнительно способствует разгону РКН за счет проекции силы тяжести, а кажущееся поперечное ускорение свободного падения в грузовом отсеке 3 м/с2. Используется низкотемпературное баллиститное топливо с температурой горения при постоянном давлении 2200 К. Максимальное давление в ГГ не должно превышать 200-105 Па.

В варианте 1 с максимальной силой 140 т (схема с двумя парами ГГ) после серии предварительных расчетов время работы первой камеры было выбрано равным 0,45 с, а диаметр соплового отверстия 27 мм. Диаметр каналов в шашках 4 мм, начальная площадь поверхности горения первой камеры 0,096 м2, масса заряда 1,37 кг (на каждый ГГ). Диаметр соплового отверстия второй камеры 53 мм, диаметр каналов в шашках 7,7 мм, начальная площадь поверхности горения 0,365 м2, масса заряда 4,95 кг. Диаметр рабочей камеры силового цилиндра 225 мм, диаметр штока 50 мм, путь поршня до начала торможения 5,0 м.

Максимальное ускорение РКН составило 16,6 м/с2, скорость ракеты в момент отделения от траверсы 12,7 м/с (так как длина направляющих при использовании катапульты, как правило, больше, чем ход катапульты, то скорость ракеты при сходе с направляющих отличается от скорости, которую сообщает ракете катапульта). Максимальная температура внутренней стенки силового цилиндра 837 К, штока 558 К.

В приложении 3 приводятся графики, соответствующие этому варианту. Время включения второго ГГ подобрано таким образом, чтобы давление в силовом цилиндре оставалось неизменным. С учетом разброса времени воспламенения второй ГГ в реальных условиях запускается несколько позже расчетного времени, поэтому кривая давления в силовых цилиндрах может иметь небольшой провал. Если второй ГГ запустить раньше, то на кривой появится нежелательный всплеск давления. На рис. П3.1 показаны зависимости давлений в ГГ, рабочих цилиндрах и в камере торможения от перемещения подвижных частей катапульты. Представление давления в виде функции пути позволяет более наглядно оценить эффективность рабочего цикла катапульты, так как работа, совершаемая ею, пропорциональна интегралу от силы (давления) по пути. Как видно из кривых, площадь подынтегральной функции близка к максимально возможной (с учетом ограничения по максимальной силе). Использование двухступенчатого ГГ позволяет получить большую скорость.

Для варианта 2 (катапульты, развивающей усилие 160 т) диаметр силового цилиндра увеличен до 240 мм, диаметр штока до 55 мм. После серии предварительных расчетов время работы первой камеры было выбрано равным 0,45 с, а диаметр соплового отверстия 28 мм. Диаметр каналов в шашках 4 мм, начальная площадь поверхности горения 0,112 м2, масса заряда 1,43 кг (на каждый ГГ). Диаметр соплового отверстия второй камеры 60 мм, диаметр каналов в шашках 7,4 мм, начальная площадь поверхности горения 0,43 м2, масса заряда 5,8 кг. При этом достигнуто максимальное ускорение РКН 18,5 м/с2, скорость ракеты в момент отделения от траверсы 13,4 м/с. Максимальные температуры внутренней стенки силового цилиндра (850 К), штока (572 К) практически не изменились.

Далее рассмотрим схему, в которой оба силовых цилиндра работают от одних и тех же двух последовательно срабатывающих ГГ. Для этого приходится использовать достаточно большой коллектор (трубопровод), соединяющий ГГ с газовыми цилиндрами. В этом и последующем вариантах считаем, что трубопровод выполнен из стали с повышенной теплостойкостью 12МХ, пределом текучести 280 МПа при температуре 293 К и 170 МПа при температуре 873 К, обладающей высоким коэффициентом теплопроводности.

Для варианта 3 с усилием 140 т диаметр соединительного трубопровода примем равным 110 мм при толщине стенки 13 мм. Диаметр силового цилиндра, как и в варианте 1, 220 мм, диаметр штока 50 мм. После серии предварительных расчетов время работы первой камеры было выбрано равным 0,46 с, а диаметр соплового отверстия 40 мм. Диаметр каналов в шашках 16 мм, начальная площадь поверхности горения 0,43 м2, масса заряда 4,01 кг. Диаметр соплового отверстия второй камеры 84 мм, диаметр каналов в шашках 8,0 мм, начальная площадь поверхности горения 0,82 м2, масса заряда 11,0 кг.

Максимальное ускорение РКН составило 16,5 м/с2, скорость ракеты в момент отделения от траверсы 12,65 м/с (на 0,05 м/с меньше, чем в варианте 1). Максимальная температура внутренней стенки силового цилиндра 755 К, штока 518 К (уменьшились на 40-80 К из-за теплопотерь в трубопроводе). Максимальная температура внутренней стенки трубопровода 966 К. Это достаточно высокая, но вполне допустимая температура, учитывая, что толщина зоны, в которой из-за нагрева заметно уменьшается предел прочности материала, составляет всего 3 мм.

Для варианта катапульты, развивающей усилие 160 т (вариант 4), диаметр силового цилиндра принят равным 240 мм, диаметр штока 55 мм, диаметр трубопровода 120 мм. После проведения серии предварительных расчетов время работы первой камеры было выбрано равным 0,46 с, а диаметр соплового отверстия 43 мм. Диаметр каналов в шашках 16 мм, начальная площадь поверхности горения 0,515 м2, масса заряда 4,12 кг. Диаметр соплового отверстия второй камеры 90 мм, диаметр каналов в шашках 7,8 мм, начальная площадь поверхности горения 0,95 м2, масса заряда 12,8 кг. При этом максимальное ускорение РКН 18,4 м/с2, скорость ракеты в момент отделения от траверсы 13,39 м/с. Максимальные температуры внутренней стенки силового цилиндра 767 К, штока 530 К. Максимальная температура внутренней стенки трубопровода 965 К. Уменьшение диаметра трубопровода до 95 мм приводит к росту температуры его стенок до 1075 К, что еще допустимо.

В заключение рассмотрим влияние числа ГГ на надежность катапульты. Один одноступенчатый ГГ обеспечит максимальную надежность при минимальной скорости выброса ракеты. В случае незапуска ГГ аварии не происходит. Повысить скорость выброса можно увеличив скорость горения топлива, показатель в законе горения, давление в конце работы ГГ до 60-80 МПа (давление в силовых цилиндрах и трубопроводе остается неизменным), диаметр трубопровода (начального объема).

Общий двухступенчатый ГГ имеет меньшую надежность, но обеспечивает повышение скорости выброса ракеты. В случае незапуска ГГ второй ступени происходит один из следующих вариантов: выброс ракеты с малой скоростью, исключающий ее дальнейшее использование, задевание ракетой самолета с незначительными последствиями (невозможность полного закрытия аппарели,

невозможность последующего наддува грузового отсека), перекос или удар ракеты по самолету, приводящий к поломкам или пожару и, в конечном случае, к гибели самолета. Повысить надежность для этого случая могут следующие меры, предотвращающие худшее развитие событий дублирование систем запуска ГГ второй ступени, увеличение времени работы ГГ первой ступени (за счет чего скорость выхода ракеты при работе только ГГ первой ступени повысится настолько, что последствия незапуска будут не столь опасными), изменение конструкции самолета, исключающее его аварию при выходе ракеты с меньшей скоростью. Следует отметить, что в рассматриваемых вариантах при срабатывании только первого ГГ скорость выхода ракеты уменьшится на 3-4 м/с.

Сравнение положительного эффекта от применения двухступенчатых ГГ, устанавливаемых на каждом цилиндре (незначительное уменьшение массы катапульты), и отрицательного - снижения надежности - показывает, что использование пары двухступенчатых ГГ не имеет смысла.

Описание программы расчета приводится в разд. 7, а полный список исходных данных, числовые и графические результаты для варианта 1 с краткими пояснениями - в приложениях.

5.

<< | >>
Источник: Ю.А. Круглов. Системы катапультирования ракет / Ю.А. Круглов [и др]; Балт. гос. техн. ун-т. - СПб.,2010. -184 с.. 2010

Еще по теме Пример расчета катапульты для воздушного старта ракеты космического назначения:

  1. ПРИМЕРЫ РАСЧЕТОВ КАТАПУЛЬТНЫХ СИСТЕМ
  2. Пример расчета катапульты для воздушного старта ракеты космического назначения
  3. О Г Л А В Л Е Н И Е